一種固定翼太陽能飛機設計

閆俊嶺 戶振鋒

摘 要：本文基于小型固定翼飛機，探討了太陽能電池板的設計、動力設計、氣動設計、結構設計和能源管理系統設計。運用Profili氣動設計，低雷諾系數下Xflr5的機翼特性分析，通過推重比與氣動升阻比相結合，功率和翼面積相結合，參照CADC國賽要求，參考propCalc動力設計數據，設計載重1～1.5kg，翼載荷20～30g/dm2，推重比0.4～0.6，基本滿足滑跑起飛與續航要求。本文闡述了部分翼梁、前緣、翼肋、機身、尾組結構設計的一些參數，列出機身裝配、重心調節、地面測試的一些要領，基本上體現完整的固定翼太陽能飛機設計流程。

關鍵詞：太陽能飛機；固定翼太陽能；總體設計；Profili氣動設計；翼型設計

中圖分類號：V272 文獻標識碼：A 文章編號：2096-4706（2019）03-0160-05

A Design of Fixed-wing Aircraft with Solar Energy Power Source

YAN Junling，HU Zhenfeng

（High-Tech Center of Production and Training，Chongqing Creation Vocational College，Chongqing 402160，China）

Abstract：The design of small-scale fixed-wing aircraft is discussed in this paper，including the components of solar energy battery，driving mode，aerodynamics，mechanical structure，the management system of power energy. The aerodynamic design of Profili and the analysis of the Xflr5 wing’s property under the circumstance of low-Reynolds number are utilized. The lifting force and aerodynamic drag，the driving power and the area of wings are taken into account as a integrity simultaneously. The design data of propCalc is introduced as a reference. According to the requirement of national competition，an aircraft with 1～1.5kg load capacity，wing load 20-30g/dm2 and lifting force ratio of 0.4～0.6 is designed，basically Satisfying the demand of preflight taxiing and landing. The parameters of structural design such as wing beam，front side，wing rib，aircraft body and tail are given. Some essentials of aircraft body assembling，the center of gravity adjusting and ground testing are listed. The whole system design of fixed-wing solar powered aircrafts is mainly presented in this paper.

Keywords：solar powered aircraft；fixed-wing solar energy；system design；aerodynamic design of Profili；airfoil design

0 引 言

固定翼飛機的能源有汽油、柴油和煤油，大部分采用蓄電池作為驅動飛行的能源。由于飛機攜油量或蓄電池儲能能力有限，造成飛機的續航能力弱。因此，長航時太陽能無人機設計、應用研究列為航空工業無人飛行器領域重點發展的一個新熱點。飛機可根據需要加裝不同的機載設備，如航拍、測繪設備等，進行實時圖像及數據傳輸。

太陽能飛機設計按照續航時間大致可分兩類：一種是跨晝夜持久飛行；另一種是能夠在照度相當于夏天晴好天氣一半的情況下持續飛行的飛機，屬本設計范疇，關鍵問題是能量和質量平衡設計。

本設計旨在解決完全用太陽能電池板板轉化的能量作為飛機飛行全過程的動力來源這個技術問題，起飛階段可以用超級電容的瞬間充放電來擺脫以往對蓄電池的依賴，但有相應的蓄能裝置用于保險和儲存富余功率，以實現低空長航時穩定飛行。

初定設計指標：空機總質量2～3kg，載重1.5kg，滑跑起飛，巡航高度≤（100m+海拔），巡航速度8～15m/s。

1 飛機的總體設計

飛機總體設計包括機翼面積計算，太陽能電池板的設計、動力系統設計、翼型設計、氣動外形設計、能源管理系統、機翼與機身的結構設計。

1.1 功率、重量、翼面積相結合

整個太陽能無人機的設計核心在于動力，動力的關鍵在于功率，功率的體現如下所示：

式中T為拉力，D為阻力，V為速度，KB為電池板鋪設面積占翼面積的百分比，φP為太陽能電池板的功率密度，SW為機翼向水平面的投影面積。

根據機翼產生升力的計算公式[1]，如果要模型飛機能離地平飛，則升力L至少要等于整機重量mg。

式中V為速度，KT為推重比，CL/CD升阻比，CL為全機升力系數暫不考慮損失，CD全機阻力系數，ρ為設計高度下的空氣密度，g為重力加速度。由公式（3）（4）（5）得公式（7）平飛所需功率[2]，公式（2）（3）（6）得公式（8）翼載荷。

由式（6）可知，經驗值取KT=0.4，空機加載重m=（2.9+1.5）kg，V=15m/s，計算P=258.72W。注意96塊電池理論數據268.8W，太陽能板面積1.5m2。KB取0.75可知翼面積2m2，空機3kg，翼載荷3kg/m2，由公式（8）來驗證。例圖3經氣動分析后翼載荷1.6kg/m2。

電池功率、翼面積，整機重量互相牽制[3]，動力是全機的缺陷。由公式（7）可知，減小翼載可減少單位面積的功率需求，降低CD是提高升阻比的關鍵。

根據飛機極曲線表達式，在亞聲速飛行條件下可以推導出飛機阻力系數為[1，2]：

式中CD0為零升阻力系數，e為奧斯瓦爾德效率因子，A為機翼的展弦比。可知需選大展弦比。

1.2 太陽能電池板的設計

本設計選用單晶硅太陽能電池板，單節鋰聚合物電池3.7～4.2V，大約需要10片太陽能電池板串聯為其充電。單晶硅電池基本數據如表1所示。

太陽能電池板的連接方式定為：32片串聯為一組，再將這樣的3組并聯，形成一個電壓16V，電流16.8A的電池組。

注意：該單晶硅電池板的功率密度фP理論上為179.2W，對比不同輻照度模型下電機拉力，需要留余量。例如，輸出電壓12.2V最大電流22A，參考動力模型鋰電池數據，核實最大電流、功率與轉速，太陽能動力是否能達到要求。

1.3 動力系統設計

動力系統由電池（包括太陽能電池板和鋰電池，電池同時也屬于能源系統）、電子調速器、電機、螺旋槳、減速器和控制裝置組成。

推力（功率）特性分析模型[4]，運用propCalc動力模型螺旋槳計算，輸入模型重量（含載重）4400g，機翼面積200dm2，海拔高度313m，空氣溫度25℃，氣壓1016hPa，LiPo 2200mAh 3S，電調、電機、螺旋槳數據。參考推重比0.42、翼載荷22、螺旋槳靜拉力等數據，符合公式（6）計算結果。

選用40A電子調速器，朗宇X2820/kv800電機，德國進口CAM折疊槳規格1208，產生1.847kg的靜拉力，推重比0.42，翼載荷22g/dm2，整機輸入功率290.1W，顯然是極限。在進一步的研究中擬通過計算與實驗，找到一個高效的減速比，以此為基礎選擇10：1減速組，460MX/kv3200電機，螺旋槳采用22寸漿。動力系統如圖1所示。

輸入功率：290.W=11.84V×24.5A （10）

1.4 翼型設計

Profili翼型氣動分析如圖2所示，根據飛行高度、翼弦、飛行速度等參數來確定該飛機所需的雷諾數，再根據相應的雷諾數和擬定機型找出合適的翼型。設計飛機速度V=10m/s左右，機翼平均氣動弦長L=400mm，飛行高度H=100m，估算Re=68559×VL。參考初定指標計算后，Re范圍為200000～400000。

選取機翼的翼型時[5]，主要考慮在低雷諾數條件下有較大的升阻比Cl/Cd。最終確定翼肋為MH116（相對厚度9.85%，相對彎度4.03%），根據翼型的性能曲線圖，得出該翼型在一定迎角范圍內的升力曲線圖，阻力曲線圖和升阻比曲線圖。翼梢的處理，為了減少翼梢渦流的影響，采取改變翼梢形狀的辦法來解決這個問題。

1.5 外形設計與氣動分析

長航時無人機設計一般采用小后掠角、大展弦比機翼，機翼的失速特性又直接取決于翼型，要求翼型的失速特性要比較和緩[6]。本氣動分析只針對機翼垂尾組合體的氣動外形進行研究。

設計采用了常規布局，機翼為大展弦比的矩形翼和梯形翼，水平尾翼上同樣布置太陽能電池板。為了減小遮擋面積，垂直尾翼采用了十字型安裝方式，垂尾未布置太陽能電池板。起落架采用前三點式。

前緣與副翼部分由于工藝復雜沒有布置任何太陽能電池板。左右機翼共布置了38*2=76片電池，尾翼布置了20片，共計有96片電池布置在翼面上，電池總重672g，意味著空機質量除去太陽能板必須控制2.3kg以內。運用軟件應力分析，機翼骨架設計如圖3所示[7]。

太陽能動力比較苛刻，翼型選擇是關鍵。推重比與升阻比結合，有的翼型最大升阻比迎角也比較大，更接近失速迎角。實際上，太陽能飛機最需要考慮的是下沉率[1]的問題，即在空中動力系統暫時性失效或低于最小值時，能以最緩慢的速度下降，爭取緩沖時間。這就涉及到飛機的功率因子，需要設法求出一個翼型的最大功率因子[8]下的迎角，作為機翼安裝角。

1.6 能源管理系統

最大功率點的跟蹤（MPPT）通過控制陣列端電壓，使陣列能在各種不同的日照和溫度環境下智能化地輸出最大功率。96片太陽能電池在標準輻照度測試條件下的額定峰值功率為268.8W，標稱電壓16V，電流16.8A。顯然268.8W=10.5V·25.6A，假設全由太陽能板提供動力，這是極限數據。考慮非正午光照與MPPT效率損耗，經驗值取一半功率，要滿足推重比滑跑起飛，可見極為苛刻。

2 機翼與機身的結構設計

太陽能飛機需要大展弦比[7]，本方案取12.5，機翼設計數據如表2所示。

2.1 確定機翼

本方案機翼展約5m，機身長2.39m，弦長0.4m，全重2.9kg。機翼中段為矩形翼，外段3/4處為梯形翼，外端根稍比16/13，翼載荷22.5g/dm2。

2.2 確定副翼

本方案副翼面積相對機翼面積取10%，副翼長度為機翼的50%，副翼相對弦長20%。巧妙地使電池鋪設互不影響，解決操縱面尺寸設計的問題[5]。

2.3 確定機翼安裝角

機翼設計安裝角，是為了使飛機在低速下有較高的升力。參考最大功率因子，本方案機翼安裝角在+3°。

2.4 確定局部機翼上反角

采用U型上反角，選擇3°同時，還要設計面積合適的垂直尾翼。

2.5 確定重心位置

本設計飛機的重心在機翼前緣后的25～35%平均氣動弦長處。

2.6 確定機身長度

參考滑翔機設計思路，選擇翼展和機身比例47.8%，本方案機身的長度確定為2.39m。

2.7 確定機頭的長度

機頭的長度，指機翼前緣到螺旋槳后平面的之間的距離，本方案為0.75m。

2.8 確定垂直尾翼的面積

垂直尾翼用來保證飛機的縱向穩定性，垂直尾翼面積越大，縱向穩定性越好。另外，飛機速度大，垂直尾翼面積越大，反之越小。結合飛機的方向安全性與操控性[5]綜合考慮，取12.3%。

2.9 確定方向舵的面積

參考飛機的方向安全性與操控性的要求[5]，方向舵面積約為垂直尾翼面積的25%。

2.10 確定水平尾翼的翼型和面積

參考飛機的俯仰安全性與操控性的要求[5]，水平尾翼設計為雙凸對稱翼型，水平尾翼的面積為全機翼面積的20%，平均氣動弦長0.39m，計算后得出水平尾翼的面積為0.49m2，平尾力臂約1.24m。

2.11 確定升降舵面積

參考飛機的俯仰安全性與操控性的要求[5]，升降舵的面積約為水平尾翼面積的19%，通過計算得出升降舵面積約為93570mm2。

2.12 確定水平尾翼的安裝位置

從機翼前緣到水平尾翼之間的距離，即尾力臂的長度，本方案為翼弦長的3.1倍，水平尾翼前緣應安裝在距機翼前緣的1.24m處。垂直尾翼、水平尾翼和尾力臂這三個要素合起來，就是“尾容量”。

2.13 確定起落架

起落架為后三點，前起落架的安裝位置一定要在飛機的重心前8cm左右。

2.14 飛機的靜穩定裕度與氣動中心計算

氣動中心位于飛機重心之前則飛機是不穩定的，位于飛機重心之后則飛機是穩定的。

參考公式：

參考常規布局數據[8]，求出中性點hn=0.42，即氣動中心在機翼弦長42%處。重心位置推薦為平均氣動弦長33%的地方，重心通過移動可動部件調整位置。靜穩定裕度= 0.42-0.33=0.09，即靜穩定裕度為9%。

2.15 繪制三視圖與結構圖

用SolidWorks軟件繪制三面投影圖，觀察三維效果，并確定每個部件的形狀和位置。繪制結構圖，確定每個部件的布局和制作步驟、部件與部件的結合方法等。

3 組裝操作步驟

圖紙設計完成后，用激光切割機切好開始組裝。機翼和水平尾翼的安裝角都是以飛機的拉力軸線為基準的。第一步，鋪設翼肋與翼梁；第二步，鋪設蒙板；第三步，鋪設與焊接太陽能板；第四步，裝配水平尾翼、垂直尾翼；第五步，調整重心；調整好機翼、機身、水平尾翼、垂直尾翼之間的相對位置；第六步，安裝動力系統，模塊組件實施的要求如圖1所示。

4 地面測試

4.1 對比測試

置于室外，陽光充足，由太陽能電池板供電，電機開始在同一穩定電流下工作并開始計時，時刻監測鋰電池電壓電流，降低到11.1V時計時結束，理想狀態持續，注意光照度隨季節與時刻而變。對比測試，由兩節鋰電池充滿電（12.6V）后供電，比較帶負載能力。

4.2 太陽能電池板單獨供電情況下的拉力測試

采用兩種方法分別測試動力系統不同電流下的拉力。在地面，直接從系在飛機尾撐上的彈簧秤中讀數。該方法用于估計地面滑跑時的拉力（即考慮摩擦）。測不同電流下螺旋槳的轉速，利用螺旋槳拉力計算器計算拉力。該方法用于估計在空中飛行時的拉力（無摩擦力）。

通過螺旋槳拉力計算，地面的（靜）摩擦力相比拉力是一個不可忽視的阻力。在起飛滑跑階段，最大拉力時（1.6kg）推重比約為0.4，可以達到起飛拉力和爬升所需功率的要求[9]。在平飛過程中，僅用太陽能電池板可提供約15A電流，拉力約為1.1kg，推重比為0.275，可以維持平飛。

5 結 論

獨特的太陽能電池板的封裝方式以及能源管理系統大大減少了設計成本。選用上表面曲率小的高升阻比翼型，配合高的展弦比及面積合適的水平尾翼和垂直尾翼，降低了機翼載荷，提高了整機升阻比和飛機的低空低速滑翔性能；選用轉化效率接近20%的新型輕質單晶硅太陽能電池板，配合高效的蓄能裝置和輸電方式；改進后用超大直徑低KV、高效的電機直接驅動大直徑螺旋槳，這樣既減少了能量損耗，也延長了飛機的留空時間。

本文從實用的角度出發，引導設計思路，比較設計方案，助力愛好者完成作品，不足之處，請批評指正。

參考文獻：

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[8] 馬丁·西蒙斯著.模型飛機空氣動力學 [M].（第6版）肖治恒，馬東立，譯.北京：航空工業出版社，2017（6）：189-192+267-273+279-281.

[9] 譚楚雄.模型飛機調整原理 [M].（第5版）北京：航空工業出版社，2017：37-48.

作者簡介：閆俊嶺（1970-），男，漢族，河南新鄉人，實驗師，研究方向：多旋翼、固定翼、總體設計與優化。